CN105333946B

CN105333946B - 一种挠性振荡自主判别方法

Info

Publication number: CN105333946B
Application number: CN201410393940.1A
Authority: CN
Inventors: 王献忠; 张肖; 张国柱
Original assignee: Shanghai Xinyue Instrument Factory
Current assignee: Shanghai Xinyue Instrument Factory
Priority date: 2014-08-12
Filing date: 2014-08-12
Publication date: 2019-03-01
Anticipated expiration: 2034-08-12
Also published as: CN105333946A

Abstract

本发明提供了一种在轨自主判别挠性振荡的方法，采用姿态角速率振幅和频率判别挠性振荡，其步骤包括：计算姿态角速率绝对值滤波值，应用陀螺测得的姿态角速率，对该角速率取绝对值后进行一阶滤波，该滤波值用于挠性振荡振幅判别；累计姿态角速率极性改变时间，对陀螺测得的姿态角速率进行前后周期极性一致性判别，累计姿态角速率极性不变时间，该累计时间用于挠性振荡频率判别；姿态角速率振幅和频率判别，姿态角速率绝对值滤波值大于设定的判别阈值，且姿态角速率极性不变累计时间小于挠性振荡频率等效的周期，则判定挠性振荡发生。与现有技术相比，其优点和有益效果在于挠性振荡判别算法简单、有效，适合在轨自主判别应用，且易于工程实现。

Description

一种挠性振荡自主判别方法

技术领域

本发明属于挠性振荡判别技术，特别涉及一种航天器在轨自主挠性振荡判别方法。

背景技术

随着航天技术的发展，大型航天器上安装了大面积的挠性太阳帆板、挠性天线，并携带大量的推进剂。为了减重，大面积的太阳帆板、天线刚度越来越低，推进剂贮箱不加防晃装置，柔性太阳帆板和天线，以及液体晃动的阻尼系数只有0.001；另外，航天器轨道机动能力不断提高，一些航天器要求具备6个方向轨控推力输出，全方位轨控推力输出进一步加剧了航天器挠性振荡的发生。

1958年发射的探险者1号由于鞭状天线挠性振荡失效；1982年由美国发射的陆地卫星（4号）观测仪的旋转部分受到挠性太阳帆板驱动系统和姿态控制器的相互干扰而未能达到预期的性能；国际5号通信卫星帆板的高阶扭转模态与驱动系统发生谐振导致帆板停转和打滑。在轨期间自主判别挠性振荡，并在发现挠性振荡后采取轨控停控或控制参数自适应修正等挠性抑制措施，避免帆板折断等灾难性后果发生。

发明内容

针对现有航天器在轨可能发生挠性振荡的问题，本发明的目的是提供一种挠性振荡自主判别方法，以便在轨及时采取轨控停控或控制参数自适应修正等挠性抑制措施，预防挠性振荡导致帆板折断等灾难性后果，并且易于工程实现。

为达到上述发明目的，本发明的技术解决方案是：一种挠性振荡自主判别方法，采用姿态角速率振幅和频率判别挠性振荡，其具体包括如下步骤：

1）计算姿态角速率绝对值滤波值

应用陀螺测得的姿态角速率，对该角速率取绝对值后进行一阶滤波，该滤波值用于挠性振荡振幅判别；

2）累计姿态角速率极性不变时间

对陀螺测得的姿态角速率进行前后周期极性一致性判别，累计姿态角速率极性不变时间，该累计时间用于挠性振荡频率判别；

3）姿态角速率振幅和频率判别

姿态角速率绝对值滤波值大于设定的判别阈值，且姿态角速率极性不变累计时间小于挠性振荡频率等效的周期，则判定挠性振荡发生。

本发明的挠性振荡自主判别方法，与现有技术相比，优点和有益效果是：

1）挠性振荡判别算法简单、有效；

2）适合在轨自主判别应用，且易于工程实现。

附图说明

以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1是本发明的姿态角速率挠性振荡示意图；

图2是本发明的挠性振荡自主判别方法流程图。

具体实施方式

如图1所示，是本发明的姿态角速率挠性振荡示意图。

本发明的构思：挠性振荡发生的前提条件包括激励源和频率相近，航天器姿轨控推力器工作时作为激励源为挠性振荡提供能量，当姿态和轨道控制系统工作频率与帆板、天线、液体晃动等挠性体频率相近时易发生挠性振荡，其特征表现为姿态角速率具有一定的振幅和频率特性，如图1所示，挠性振荡波形可以近似为正弦波，纵轴：角速度，单位°/s。

根据正弦波绝对值滤波值与正弦波幅值之间的线性关系，利用姿态角速率绝对值滤波值代替振幅；根据正弦波正负极性交变周期与正弦波频率的等效关系，利用姿态角速率极性改变时间等效求取挠性振荡频率；角速率振幅和频率满足判别条件，则判定挠性振荡发生。

本发明具体实施例的一种挠性振荡自主判别方法，采用姿态角速率振幅和频率判别挠性振荡，步骤如图2所示，包括：

1）基于陀螺测得的角速率计算姿态角速率绝对值滤波值

应用陀螺测得的姿态角速率，对该角速率取绝对值后进行一阶滤波，该滤波值用于挠性振荡振幅判别。

定义为姿态角速率，i表示X、Y、Z三轴中某一轴，则求得当前姿态角速率绝对值滤波值如下：

(1)

其中，为角速率滤波时间常数。

为了方便计算，对式(1)进行离散化处理如下：

(2)

其中，为陀螺当前测得的角速率，为角速率滤波系数，当前滤波输出值，为前一节拍滤波输出值。

上述根据正弦波绝对值滤波值与正弦波幅值之间的线性关系，利用姿态角速率绝对值滤波值代替振幅，通过滤波值判别有利于减弱陀螺角速率测量跳变等随机误差影响，简化姿态角速率振幅求取过程。

2）基于陀螺测得的角速率累计姿态角速率极性不变时间

对陀螺测得的姿态角速率进行前后周期极性一致性判别，累计姿态角速率极性不变时间，该累计时间用于挠性振荡频率判别。

姿态角速率进行前后周期极性一致性判别如下：

(3)

姿态角速率极性不变时间累计如下：

(4)

其中，当前累计时间，为前一节拍累计时间，为控制周期。

3）基于正弦波等效关系设定判别阈值

定义正弦波的幅值为A，相位为u，则正弦波绝对值滤波值如下：

(5)

由式(5)可知滤波值与幅值之间存在线性关系，挠性振荡振幅判别阈值设定如下：

(6)

其中，为挠性振荡姿态角速率绝对值滤波值判别阈值，为挠性振荡姿态角速率振幅判别阈值。

为防止频率耦合振荡，控制系统频率与挠性体一阶基频要满足香农定理，即：

(7)

正弦波极性不变时间占半个周期，姿态角速率极性不变累计时间判别阈值与控制系统频率之间关系如下：

(8)

其中，为对应的周期。

由式(7)和式(8)得姿态角速率极性不变累计时间判别阈值如下：

(9)

其中，为对应的周期。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims

1.一种挠性振荡自主判别方法，其特征在于：采用姿态角速率振幅和频率判别挠性振荡，其具体包括如下步骤：

1) 计算姿态角速率绝对值滤波值

2）累计姿态角速率极性不变时间

3）姿态角速率振幅和频率判别

2.如权利要求1所述的一种挠性振荡自主判别方法，其特征在于：所述的步骤1）中，根据正弦波绝对值滤波值与正弦波幅值之间的线性关系，利用姿态角速率绝对值滤波值代替振幅，通过滤波值判别有利于减弱陀螺角速率测量跳变等随机误差影响，简化姿态角速率振幅求取过程。

3.如权利要求1所述的一种挠性振荡自主判别方法，其特征在于：所述的步骤2）中，对陀螺测得的姿态角速率进行前后周期极性一致性判别，累计姿态角速率极性不变时间，该累计时间用于挠性振荡频率判别：

姿态角速率进行前后周期极性一致性判别如下：

(3)

为姿态角速率，i表示X、Y、Z三轴中某一轴；为当前滤波输出值，为前一节拍滤波输出值；

姿态角速率极性不变时间累计如下：

(4)

其中，当前累计时间，为前一节拍累计时间，为控制周期。

4.如权利要求1所述的一种挠性振荡自主判别方法，其特征在于：所述的步骤3）中，根据正弦波振幅与绝对值滤波值之间的比例关系计算等效振幅判别阈值，以及正弦波频率与周期之间的关系计算等效时间判别阈值。